Исследование влияния параметров ГТУ и ПГУ на их характеристики на основе методики с детальным учетом потерь от охлаждения в газовой турбине тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.04.12, кандидат наук Карпунин Алексей Павлович

• Карпунин Алексей Павлович
• кандидат наук
• 2017

Оглавление диссертации кандидат наук Карпунин Алексей Павлович

ВВЕДЕНИЕ

1 ОБЗОР ЛИТЕРАТУРНЫХ ИСТОЧНИКОВ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ

1.1 Существующие способы охлаждения ГТУ

1.2 Современные материалы и способы изготовления лопаток газовых турбин

1.3 Классификация дополнительных потерь в охлаждаемой газовой турбине

1.4 Обзор существующих методов расчета охлаждаемой газовой турбины и тепловой схемы ГТУ

1.5 Заключение по главе

2 МЕТОДИКА ТЕПЛОВОГО РАСЧЕТА ОХЛАЖДАЕМОЙ СТУПЕНИ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ

2.1 Суть рассматриваемого метода

2.2 Течение в сопловых или рабочих решетках с учетом только аэродинамических потерь

2.3 Течение в сопловых или рабочих решетках с учетом аэродинамических потерь и дополнительных потерь от конвективного охлаждения

2.4 Течение в сопловых или рабочих решетках с учетом аэродинамических потерь, потерь при конвективном и пленочно-заградительном охлаждении

2.5 Приближенный подход к расчету потерь в сопловых и рабочих решетках в общем случае

2.6 Расчет температур газа за решетками

2.7 Уточнение аэродинамических потерь в межлопаточных каналах

2.8 Анализ влияния различных факторов на величину дополнительных потерь

2.9 Общий алгоритм расчета охлаждаемой ступени

2.10 Заключение по главе

3 МЕТОДИКА РАСЧЕТА ТЕПЛОВОЙ СХЕМЫ ГТУ И ОПИСАНИЕ РАЗРАБОТАННОЙ ПРОГРАММЫ

3.1 Методика расчета тепловой схемы ГТУ по первой итерации

3.2 Замечания по использованию формулы ВТИ

3.3 Методика расчета тепловой схемы ГТУ по второй итерации

3.4 Описание разработанной компьютерной программы «GTU»

3.5 Заключение по главе

4 ОПРЕДЕЛЕНИЕ НАЧАЛЬНОЙ ТЕМПЕРАТУРЫ ГАЗА ПО ДАННЫМ ИСПЫТАНИЙ, АНАЛИЗ И ДОПОЛНЕНИЕ МЕТОДИКИ ISO

4.1 Описание методики расчета начальной температуры газа

4.2 Верификация разработанной методики расчета ГТУ на основе сравнения с результатами конструкторских расчетов

4.3 Заключение по главе

5 РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЕТОВ ГТУ И ПГУ

5.1 Пример поступенчатого теплового расчета охлаждаемой газовой турбины и расчета ГТУ по двум итерациям

5.2 Влияние начальной температуры газов и степени сжатия в компрессоре на параметры ГТУ

5.3 Влияние КПД компрессора на параметры ГТУ

5.4 Влияние допускаемой температуры металла на параметры ГТУ

5.5 Влияние начальной температуры газов и степени сжатия в компрессоре на параметры парогазовой установки

5.6 Заключение по главе

ВЫВОДЫ ПО РАБОТЕ

СПИСОК УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

ПРИЛОЖЕНИЕ А. ТЕКСТ ПРОГРАММЫ «ОШ»

ВВЕДЕНИЕ

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Исследование влияния параметров ГТУ и ПГУ на их характеристики на основе методики с детальным учетом потерь от охлаждения в газовой турбине»

Актуальность темы исследования

Направление отечественной энергетики, связанное с развитием и распространением газотурбинных и парогазовых установок, является весьма перспективным. Непрерывно совершенствуются подходы к расчету тепловых схем и элементов современных газотурбинных установок (ГТУ) и парогазовых установок (ПГУ). Значительное внимание уделяется разработке прогрессивных технологий сжигания топлива и улучшению экологических показателей установок.

В последние годы существенно возрос интерес к энергетическим ГТУ и ПГУ, особенностям их работы и оптимизации их параметров. Эффективность производства электроэнергии газотурбинными энергетическими установками зависит, прежде всего, от степени повышения давления воздуха в компрессоре и температуры газа перед газовой турбиной.

Повышение начальной температуры газа Тс не только ведет к увеличению экономичности ГТУ, но и улучшает некоторые другие характеристики, в частности, увеличивает коэффициент полезной работы, ведет к снижению габаритов и стоимости ГТУ. Например, увеличение начальной температуры газа от 800 до 1200оС при отношении давления в компрессоре е = 20 дает повышение экономичности (экономию топлива) на 23% при одновременном возможном сокращении габаритов установки.

Увеличение начальной температуры газов возможно двумя способами: использованием жаропрочных материалов и покрытий для деталей, подвергаемых воздействию высокой температуры, и применением охлаждения этих деталей. Темп роста жаропрочности материалов проточной части газовых турбин после 60-х годов XX века значительно уступает росту начальной температуры газа, поэтому основным средством, позволяющим гарантировать надежность работы ГТУ в этих условиях, является создание

высокоэффективных систем охлаждения, прежде всего, для лопаточного аппарата проточной части. Наиболее распространенной и на данный момент практически единственно используемой является система открытого воздушного охлаждения, которая отличается рядом существенных преимуществ по сравнению с другими способами.

В связи с указанными обстоятельствами, на начальном этапе проектирования ГТУ и ПГУ возникает задача по выполнению достаточно точных расчетов охлаждаемых ГТУ с учетом всех дополнительных потерь, возникающих вследствие наличия системы открытого воздушного охлаждения в газовой турбине. В настоящее время практически отсутствуют подробные методики такого расчета, а учет потерь на охлаждение в существующей литературе ограничивается лишь общими соображениями или применением приближенных зависимостей, которые, как правило, не обеспечивают достаточную точность вычислений в широком диапазоне рассматриваемых параметров ГТУ.

Цели и задачи работы

Основными целями диссертационной работы являются:

1) разработка методики поступенчатого теплового расчета проточной части охлаждаемой газовой турбины, а также усовершенствование существующих методик расчета охлаждаемой ГТУ;

2) определение влияния некоторых параметров охлаждения (расход охлаждающего воздуха, угол выхода воздуха в проточную часть и пр.) на величину дополнительных потерь в ступени;

3) проведение расчетов ГТУ в широком диапазоне начальных параметров (начальная температура Тс и отношение давлений в компрессоре е), исследование влияния начальных параметров на характеристики простой одновальной ГТУ;

4) исследование влияния начальных параметров ГТУ на характеристики утилизационной ПГУ, в составе которой работает рассчитанная ГТУ.

Научная новизна работы

В рамках выполнения диссертационной работы разработана и апробирована новая методика расчета охлаждаемой ступени газовой турбины с учетом дополнительных потерь, возникающих вследствие наличия системы открытого охлаждения. На базе методики расчета охлаждаемой ступени сформулирована методика расчета охлаждаемой ГТУ.

Впервые выполнены расчеты экономических показателей и параметров ГТУ в диапазоне начальных температур до 2000оС и в диапазоне отношений давления в компрессоре от 10 до 60.

Разработан способ определения начальной температуры газовой турбины по данным тепловых испытаний на ТЭС при отсутствии измерений начальной температуры.

Получен вывод о существовании максимума КПД утилизационной ПГУ при условии ограничения максимальной температуры металла лопаток в газовой турбине и максимальной температуры пара в паровой турбине.

Теоретическая и практическая значимость работы

На основе сформулированных методик в среде Delphi разработана компьютерная программа для расчета параметров охлаждаемой ГТУ, которая может быть использована для предварительной оценки характеристик ГТУ в широком диапазоне начальных параметров на начальной стадии проектирования установок.

Способ определения начальной температуры газовой турбины по данным тепловых испытаний может быть рекомендован в качестве полезного дополнения к существующим нормам ISO.

Методология и методы исследования, степень достоверности результатов

Достоверность теоретических выкладок обосновывается применением базовых физических законов и уравнений механики, аэродинамики и термодинамики.

Численные расчеты выполнены с использованием компьютерной техники и применением общепризнанных математических методов вычислений.

Верификация численных расчетов проведена на основе сравнения некоторых полученных результатов с опубликованными данными по тепловым испытаниям ГТУ, а также с данными производителей ГТУ, опубликованными в открытых источниках.

Положения, выносимые на защиту:

1. Методика детального расчета охлаждаемой газовой турбины с учетом дополнительных потерь, возникающих вследствие наличия системы воздушного охлаждения.

2. Методика уточненного расчета охлаждаемой ГТУ.

3. Методика расчета начальной температуры газа в газовой турбине по данным тепловых испытаний ГТУ.

4. Результаты расчетов характеристик охлаждаемых ГТУ в диапазоне начальных температур газа Тс от 1000 до 2000оС и отношений давления е от 10 до 60.

5. Результаты расчетов характеристик простой утилизационной ПГУ, в составе которой работает рассчитанная ГТУ, при условии ограничения максимально допускаемых температур металла газовой турбины и паровой турбины.

Апробация результатов работы

Основные результаты диссертационной работы докладывались на следующих научно-технических конференциях, симпозиумах и семинарах:

— международные научно-технические конференции студентов и аспирантов «Радиоэлектроника, электротехника и энергетика» (Москва, 2013-2016 гг.);

— всероссийская научно-техническая конференция молодых ученых и специалистов «Новые решения и технологии в газотурбостроении» (Москва, 2015 г.);

— научный семинар кафедры Паровых и газовых турбин, ФГБОУ ВО «НИУ «МЭИ»;

— заседание кафедры Паровых и газовых турбин, ФГБОУ ВО «НИУ «МЭИ».

Публикации

По результатам диссертационной работы опубликовано 7 печатных работ, в том числе 2 статьи в журналах, рекомендованных ВАК, и 5 докладов в сборниках трудов научно-технических конференций.

Структура и объем работы

Диссертационная работа изложена на 182 страницах и состоит из введения, 5 глав, заключения, списка условных обозначений, списка литературы и одного приложения. Работа содержит 34 рисунка и 10 таблиц. Список литературы содержит 81 наименование.

Первая глава работы содержит обзор существующих способов охлаждения газовых турбин, описание особенностей тех или иных способов охлаждения. Выполняется классификация дополнительных потерь, возникающих в газовой турбине вследствие охлаждения. Приводится краткий обзор существующих методик и подходов к расчету охлаждаемых газовых турбин.

Во второй главе выполнено подробное обоснование и изложение новой методики расчета охлаждаемой ступени газовой турбины с учетом дополнительных потерь, возникающих из-за охлаждения. Выполнен анализ влияния некоторых параметров охлаждения на величину дополнительных потерь. Приведен алгоритм определения параметров охлаждаемой газовой турбины.

Третья глава содержит описание методики расчета тепловой схемы ГТУ по двум итерациям, некоторые соображения по усовершенствованию существующей методики, а также описание разработанной компьютерной программы, которая выполняет расчеты ГТУ по описанным методикам.

Четвертая глава посвящена описанию способа, позволяющего с высокой точностью выполнить расчет реальных значений начальной температуры ГТУ, в ситуации, когда фирмами-производителями эта информация не раскрывается. Приведены результаты расчета одной из существующих установок фирмы «Мицубиси», выполнено сравнение полученных результатов с реальными данными. С целью верификации разработанных методик расчета охлаждаемой газовой турбины и охлаждаемой ГТУ проведены сравнения результатов конструкторских расчетов некоторых установок с результатами расчетов этих же установок по разработанным методикам.

В пятой главе содержится подробный пример расчета ГТУ по новой разработанной методике. Проведены расчеты ГТУ в широких диапазонах начальных параметров, выполнен анализ влияния некоторых начальных параметров на характеристики ГТУ. Также проведены расчеты утилизационной ПГУ при условии ограничения максимальных температур металла паровой и газовой турбин. Сформулированы выводы об оптимальных и предельных параметрах ГТУ и ПГУ.

Работа выполнена в ФГБОУ ВО «НИУ «МЭИ» на кафедре паровых и газовых турбин им. А.В. Щегляева под научным руководством доктора технических наук профессора Костюка А.Г.

1 ОБЗОР ЛИТЕРАТУРНЫХ ИСТОЧНИКОВ ПО ТЕМЕ

ДИССЕРТАЦИИ

1.1 Существующие способы охлаждения ГТУ

Современная система охлаждения газовой турбины должна отвечать ряду требований, среди которых различными авторами [41, 42, 53, 65] выделяются следующие:

— охлаждение деталей ГТ должно происходить до температуры, при которой их прочность обеспечивает необходимую продолжительность работы;

— увеличение полезной работы вследствие роста начальной температуры газа должно обеспечивать больший экономический эффект, чем затраты, связанные с применением системы охлаждения;

— градиенты температур охлажденных деталей ГТ не должны приводить к опасным значениям температурных напряжений;

— усложнение тепловой схемы ГТУ, ее конструкции и режимов эксплуатации из-за появления системы охлаждения не должно приводить к ее значительному удорожанию и снижению надежности. Система охлаждения должна одинаково эффективно работать на всех режимах работы установки.

В современных ГТУ охлаждаются практически все детали газовой турбины: ротор, подшипники, сопловые и рабочие лопатки, корпус, детали камеры сгорания. Подробные обзоры способов охлаждения элементов газовых турбин, а также описания конструкций охлаждаемых элементов приведены во многих работах [5, 8, 13, 35, 36, 41, 42, 53, 55, 65, 66, 67, 71 и

пр.].

В настоящее время известно несколько различных способов охлаждения элементов газовых турбин — открытые и закрытые системы воздушного

охлаждения, паровое охлаждение, внутреннее и внешнее жидкостное охлаждение с использованием дистиллированной воды или жидких металлов (№, №+К и т.д.), использование промежуточного теплоносителя и «тепловых трубок» [36, 41, 48, 54, 65].

Также существует ряд способов по внешнему охлаждению: отвод теплоты от рабочих лопаток в диск или от сопловых лопаток в элементы статора за счет теплопроводности; применение струйного охлаждения рабочих лопаток, при котором охлаждающий агент (чаще всего вода) распыляется на их поверхность через группу сопл, расположенных в выходных кромках сопловых лопаток; применение парциального подвода охлаждающего воздуха и пр. Способы внешнего охлаждения хотя и находят в ряде случаев свое применение, однако из-за технологических сложностей используются сравнительно редко и, как правило, на турбинах малой мощности.

Вопросы моделирования, расчета и оптимизации систем охлаждения активно рассматриваются в современных научных статьях и публикациях [7, 15, 20, 24, 43, 49 и пр.].

Для элементов высокотемпературных турбин сейчас практически повсеместно применяется открытое воздушное охлаждение из-за наличия ряда сложных технологических и конструктивных задач, возникающих при реализации и проектировании других способов охлаждения. В настоящей работе объектом рассмотрения является система открытого воздушного охлаждения, поэтому прочие виды охлаждения (паровое, водяное, на основе жидких металлов и пр.) далее рассматриваться не будут.

В качестве примера системы открытого воздушного охлаждения на рисунке 1.1 показана характерная схема для высокотемпературной ГТУ фирмы "Westmghouse" типа W501F. Воздух на охлаждение турбины отбирается после 6, 10, 13-й ступеней и после компрессора. После компрессора предварительно охлажденный воздух подается в полость 4, из

которого часть его используется для запирания уплотнения 5 (таким образом предотвращается попадание горячего воздуха в систему охлаждения), часть поступает в зазор между дефлектором 1-й ступени и корпусом, а основная часть направляется в зазор между дефлектором и диском.

Далее этот воздух частично идет на охлаждение рабочих лопаток 1-й ступени и их хвостовых соединений, а частично, проходя через отверстия в диске и зазоры между телом диска и стяжками 6, охлаждает правую поверхность диска и далее рабочие лопатки и диски последующих ступеней.

Рисунок 1.1 — Схема охлаждения газовой турбины ГТУ типа W501F фирмы «Westmghouse»: 1 — горячие газы после камеры сгорания; 2 — газы после турбины; 3 — охлаждающий воздух из-за компрессора для охлаждения проточной части турбины и дисков; 4 — полость подвода охлаждающего воздуха к роторным деталям; 5 — лабиринтное уплотнение; 6 — роторные стяжки; 7 — полости для подвода охлаждающего воздуха к сопловым

лопаткам 2, 3 и 4-й ступеней

Сопловые лопатки 1 -й ступени охлаждаются воздухом, отобранным непосредственно после компрессора. Выпуск воздуха осуществляется в проточную часть через перфорацию и щели в выходных кромках. Сопловые лопатки 2-й и 3-й ступеней охлаждаются воздухом соответственно после 13-й и 10-й ступени компрессора, поступающим в полость 7. После охлаждения лопаток воздух сбрасывается в проточную часть и частично в пространство между дисками. Этот же воздух используется для охлаждения корпуса. Сопловые лопатки 4-й ступени специально не охлаждаются, но через их внутреннюю полость проходит воздух из-за 6-й ступени компрессора для охлаждения уплотнения и пространства между дисками 3-й и 4-й ступени.

Допустимая температура металла лопаток по условиям жаропрочности и возникающих напряжений в конструкции энергетических ГТУ в настоящее время приблизилась к 900оС [58, 65]. Таким образом, разницу между начальной температурой газа и температурой первого ряда лопаток, составляющую более 400-500оС, необходимо компенсировать соответствующей системой охлаждения.

Для оценки эффективности способов охлаждения лопаток в соответствии с источниками [35, 42, 65] используется понятие интенсивности охлаждения (безразмерной глубины охлаждения):

0 = (Т - ш Т - Тв), (1.1)

где Тг, Тв — соответственно температуры полного торможения газа и охлаждающего воздуха; Т^ — температура металла охлаждаемых лопаток.

Величина 0 зависит от относительного расхода охлаждающего воздуха Gв/Gг и относится к различным точкам лопатки. Интенсивность охлаждения может изменяться в пределах от 0 до 1. Она равна нулю, когда охлаждение лопаток отсутствует, и увеличивается с ростом эффективности этого охлаждения.

В современных газовых турбинах в зависимости от начальной температуры газов доля охлаждающего воздуха, отбираемого за отдельными ступенями компрессора, составляет

где Х^охлв — суммарный расход воздуха, кг/с, отбираемого из компрессора для системы охлаждения; Ок — количество поступающего в компрессор воздуха, кг/с.

Для турбинных лопаток большинством авторов выделяется три основных способа открытого воздушного охлаждения:

— конвективное охлаждение;

— перфорационное или пленочное охлаждение;

— пористое охлаждение транспирацией (просачиванием).

Конвективное охлаждение. При конвективном охлаждении осуществляет отвод теплоты от горячего металла лопаток к охлаждающему воздуху, который протекает по внутренним полостям лопатки, не попадая в межлопаточный канал (рисунок 1.2).

£охл = 1Сохл.в /а > 0,04-0,35,

(1.2)

Охлаждающий воздух

Рисунок 1. 2 — Схема конвективного охлаждения

В лопатках с конвективным охлаждением воздух подводится через корневую часть и далее растекается по внутренним каналам в различных направлениях:

— вдоль лопатки с выходом через верхний торец в радиальный зазор;

— одновременно в продольном и поперечном направлениях относительно пера лопатки с выходом в обоих направлениях;

— поперек пера лопатки с выходом через отверстия или щели, расположенные в выходной кромке или на вогнутой стороне профиля вблизи нее.

Для обеспечения продольного и смешанного течения воздуха внутренняя полость лопаток пересекается цилиндрическими перемычками, соединяющими вогнутую и выпуклую поверхности, или прерывистыми и наклонными перегородками различной формы, отклоняющими воздух от течения в радиальном направлении (рисунки 1.3, 1.4). Такого рода турбулизаторы вводятся для интенсификации теплообмена между охлаждающим воздухом и внутренней стенкой лопатки и, как правило, не являются несущими в прочностном смысле элементами. По данным [35], увеличение коэффициента теплопередачи за счет вводимой турбулизации штырьками не превышает 30%.

Типичной конструкцией лопаток с поперечным течением охлаждающего воздуха относительно их профильной части является конструкция с внутренним дефлектором (рисунок 1.5). Такие лопатки имеют ряд преимуществ в части тепловых, газодинамических, прочностных и массовых характеристик, а также технологических особенностей [41].

Рисунок 1.3 — Рабочие лопатки с радиальным и смешанным течением охлаждающего воздуха модификаций газотурбинных двигателей фирмы

Пратт-Уитни

Рисунок 1.4 — Рабочая лопатка турбины со смешаным течением охлаждающего воздуха фирмы Роллс-Ройс

Рисунок 1.5 — Конструктивная схема рабочей лопатки с дефлектором фирмы

Пратт-Уитни

Эти преимущества заключаются в том, что конструкция охлаждаемой лопатки со вставным дефлектором дает возможность:

— максимально сблизить распределение коэффициентов теплоотдачи по обводу профиля со стороны воздуха и газа и обеспечить равномерную температуру по сечению лопатки, что исключает возникновение дополнительных напряжений, особенно на переходных режимах работы турбины;

— осуществлять дифференцированное охлаждение участков профиля пера лопатки по его длине, что дает возможность обеспечить во всех участках лопатки необходимые запасы прочности;

— в процессе доводки увеличивать глубину охлаждения (если в этом появляется необходимость) путем увеличения расхода охлаждающего воздуха при помощи небольших доделок;

— увеличивать поверхность теплообмена на воздушной стороне и вводить дополнительные турбулизаторы охлаждающего воздуха (ребра, перемычки, выступы);

— использовать дефлектор в качестве демпфера, препятствующего резонансным колебаниям лопатки.

Наряду с отмеченными преимуществами лопаток с внутренним дефлектором они не лишены недостатков. Ограниченные размеры отверстия в замке лопатки, через которое обычно вставляется дефлектор, зачастую не позволяют придавать ему форму, обеспечивающую наилучший теплосъем, а закрутка лопатки по высоте может усугубить этот недостаток. Вторым недостатком лопаток со вставным дефлектором является износ дефлектора при длительной эксплуатации в местах его прилегания к внутренней поверхности лопатки. Однако к настоящему времени найдены подходы, позволяющие в значительной мере устранить отмеченные недостатки.

Применение внутреннего конвективного охлаждения позволяет снизить температуру внешней оболочки по сравнению с температурой потока газа всего на 130-150оС при относительном расходе воздуха gохл = 0,015-0,02 [53], поэтому данный вид охлаждения не может быть эффективно применен для первых ступеней современных высокотемпературных газовых турбин. С увеличением начальной температуры газа требуется уже значительно большая глубина охлаждения лопаток, которая может быть достигнута заградительным охлаждением.

Отдельным подвидом конвективного охлаждения является способ струйного охлаждения (или способ «ударной конвекции»), который некоторые авторы [67] выделяют в отдельный метод охлаждения наряду с конвективным, перфорационным и пористым.

Метод заключается в организации выдува охлаждающего воздуха из внутреннего пространства дефлектора в полость между дефлектором и внешней оболочкой лопатки таким образом, что выдув в указанную полость

производится струями через отдельные отверстия под прямым углом к оболочке лопатки (рисунок 1.6). Это приводит к интенсификации теплообмена между охлаждающим воздухом и горячей оболочкой по сравнению с обычным конвективным охлаждением, когда поток охлаждающего воздуха движется параллельно внутренней стенке лопатки.

Охлаждающий воздух Рисунок 1.6 — Схема струйного охлаждения

В настоящей работе данный способ не выделяется в отдельный метод охлаждения, поскольку механизм охлаждения с точки зрения потока газа, движущегося в межлопаточном канале, остается прежним — охлаждение производится посредством теплопередачи от нагретой стенки лопатки к более холодному охлаждающему воздуху, протекающему внутри лопатки и не попадающему в межлопаточный канал.

Перфорационное охлаждение. При перфорационном (пленочном) охлаждении воздух выдувается через специально выполненные отверстия или щели в стенке лопатки, при этом обеспечивается защитный слой между потоком газа и поверхностью лопатки (рисунок 1.7).

Охлаждающий воздух Охлаждающий воздух

Рисунок 1.7 — Схема перфорационного охлаждения с выпуском охлаждающего воздуха: а) через отверстия; б) через щели

Поскольку пленка быстро размывается основным потоком газа, на охлаждаемой поверхности предусматривается несколько рядов выпускных отверстий. Перфорационное охлаждение не может быть выполнено полностью в отрыве от конвективного, поскольку прежде чем попасть на поверхность лопатки, отхлаждающий воздух протекает по внутренным каналам лопатки, отнимая в той или иной степени теплоту от металла лопатки.

Как правило, для оптимального распределения охлаждающего воздуха по поверхности лопатки организуют отделенные друг от друга полости, через которые воздух подводится к различным участкам профиля. На рисунке 1.8 показана схема охлаждения сопловой лопатки турбины двигателя КБ 211-524 фирмы Роллс-Ройс [35].

Рисунок 1.8 — Сопловая лопатка первой ступени двигателя КБ 211-524

Внутри лопатки имеются несколько отделенных друг от друга полостей для подвода охлаждающего воздуха к различным участкам поверхности. В переднюю полость 1 и заднюю 2 вставлены дефлекторы 5, которые герметично соединены с вехней и нижней полками лопатки. Опорной поверхностью для дефлектора являются поперечные ребра 8, расположенные на внутренней поверхности лопатки в обеих полостях. Кроме того, пространство между дефлектором и внутренней поверхностью лопатки разделено на пять продольных изолированных друг от друга полостей выступами 7 и трубками 9, которые на участках, где имеются ребра, располагаются в специально сделанных продольных пазах. Трубки обжимают при установке для создания герметичного уплотнения между этими полостями. Полость 2 переходит в продольную щель 6, обе стороны которой соединены цилиндрическими перемычками (штырьками) 10 различного диаметра.

Воздух, вытекающий через отверстия в дефлекторах 5, охлаждает внутреннюю поверхность лопатки струйным натеканием и далее через отверстия 4 попадает на внешнюю поверхность лопатки, образуя вдоль нее заградительный слой. Поскольку секции изолированы между собой, то размеры отверстий 5 в дефлекторах выбраны таким образом, чтобы создавать различное давление на входе в каждый ряд отверстий 4. Величина этого давления устанавливается сообразно с тем внешним давлением газа на лопатку на участке соответствующего ряда отверстий 4, при котором подводится необходимое для охлаждения данного участка количество воздуха. У данной сопловой лопатки температура стенки не превышает 1210 К при температуре газа на входе 1543 К, что обеспечивает ее надежную работу в эксплуатации [35].

Согласно [53], в одинаковых условиях при заградительном (пленочном) охлаждении элементов проточной части требуется в 1,5-1,8 раза меньше охладителя, чем при конвективном.

Пористое охлаждение. При таком варианте охлаждения воздух, проходя через мелкие отверстия (поры) в стенке лопатки, отбирает от нее теплоту и, вытекая на наружную поверхность, омываемую газом, образует теплозащитный слой (рисунок 1.9). Благодаря этому для охлаждения лопатки до заданной температуры требуется израсходовать меньшее количество воздуха, чем при конвективном или конвективно-перфорационном способах охлаждения. Так, по данным [35], при температуре газа 1900 К лопатки, имеющие пористое охлаждение, при прочих равных условиях требуют относительный расход воздуха почти в 3 раза меньший по сравнению с перфорационным охлаждением.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Карпунин Алексей Павлович, 2017 год

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Абианц В.Х. Теория авиационных газовых турбин. М.: Машиностроение, 1979.

2. Абраимов Н.В. Высокотемпературные материалы и покрытия для газовых турбин. М.: Машиностроение, 1993.

3. Абрамов В.И., Чижов В.В. Основы проектирования и расчета стационарных ГТУ. М.: Издательство МЭИ, 1988.

4. Александров А.А., Орлов К.А., Очков В.Ф. Теплофизические свойства рабочих веществ теплоэнергетики. Справочник. М.: Изд-во МЭИ, 2009.

5. Арсеньев Л.В., Тырышкин Л.Г. Газотурбинные установки: конструкции и расчет. Справочное пособие. Л.: Машиностроение, 1978.

6. Биржанов Т.А. Расчет тепловых схем ПГУ с промежуточным перегревом пара. Алматы: АИЭС, магистерская дисс., 2014.

7. Богомолов Е.Н., Орешкина М.Н. К оптимизации параметров системы предварительной закрутки воздуха, идущего на охлаждение лопаток ротора газовой турбины // Вестник Рыбинской государственной авиационной технологической академии им. П.А. Соловьева, №1 (24), 2013.

8. Венедиктов В.Д. Газодинамика охлаждаемых турбин. М.: Машиностроение, 1990.

9. Венедиктов В.Д. и др. Атлас экспериментальных характеристик плоских решеток охлаждаемых газовых турбин. ЦИАМ, 1990.

10. Венедиктов В.Д. Исследование газодинамической эффективности охлаждаемой решетки при выпуске воздуха из выходных кромок. 1970. Тр. ЦИАМ. №476.

11. Воронцов С.А., Осипов И.Л. Метод оптимизации параметров ГТУ // Теплоэнергетика, №12, 2003.

12. Высокотемпературные охлаждаемые газовые турбины: исследования и расчет: сб. статей / под ред. В. Л. Иванова, В. И. Локая. М.: Машиностроение, 1971.

13. Грязнов Н.Д. и др. Теплообменные устройства газотурбинных и комбинированных установок. М.: Машиностроение, 1985.

14. Дейч М.Е., Филиппов Г.А., Лазарев Л.Я. Атлас профилей решеток осевых турбин. М.: Машиностроение, 1965.

15. Долгов А.И. К вопросу об оптимизации систем охлаждения газовых турбин // Технологический аудит и резервы производства, №1 (7), 2012.

16. Дроуин С., Джастин Дж.Ф. Современные огнеупорные материалы на основе силицидов и нитридов для газотурбинных двигателей // Жаропрочные материалы. Выпуск 3, 2011.

17. Епифанов В.М. Некоторые проблемы применения пористого охлаждения лопаток ГТД. // Изв. ВУЗов. Авиационная техника. №1, 1977.

18. Епифанов В.М. Создание высокотемпературных ГТУ с перспективными системами охлаждения за рубежом. // Энергетическое машиностроение. М.: НИИЭинформэнергомаш. №2 - 80 - 03, 1980.

19. Жирицкий Г.С. Авиационные газовые турбины. М.: Оборонгиз, 1950.

20. Жорник М.Н., Колесова Е.Г. Методика экспериментального исследования теплообмена в системах охлаждения лопаток газовых турбин // Тепловые процессы в технике, №5, 2015.

21. Захаров Ю.Б. Совместная оптимизация параметров цикла ГТУ и конструктивных параметров проточной части газовой турбины с охлаждением сопловых и рабочих лопаток // Труды молодых ученых ИСЭМ СО РАН, Иркутск, 2012.

22. Зикеев В.В. Конвективно-пленочное охлаждение сопловых лопаток турбины // Теплофизика высоких температур, 1979, Т.17, №6. С. 1319-1327.

23. Зысина-Моложен Л.М., Зысин Л.В., Поляк М.П. Теплообмен в турбомашинах. Л.: Машиностроение, 1974.

24. Иноземцев А.А., Сендюрев С.И. Исследование и проектирование систем охлаждения сопловых лопаток высоконагруженных газовых турбин // Тяжелое машиностроение, №9, 2010.

25. Карпов М.И., Коржов В.П., Прохоров Д.В. Естественные и искусственные композиты — жаропрочные сплавы на основе ниобия // Вестник Тамбовского университета. Серия: Естественные и технические науки. Т. 18, № 4-2, 2013.

26. Карпунин А.П. Анализ влияния отдельных параметров охлаждаемой газовой турбины на величину дополнительных потерь // Тезисы докладов Двадцатой международной научно-технической конференции студентов и аспирантов «Радиоэлектроника, электротехника и энергетика». Том 4. М.: Издательский дом МЭИ, 2014.

27. Карпунин А.П. Анализ подходов к определению начальной температуры газов в ГТУ // Тезисы докладов Двадцать второй международной научно-технической конференции студентов и аспирантов «Радиоэлектроника, электротехника и энергетика». Том 4. М.: Издательский дом МЭИ, 2016.

28. Карпунин А.П. Анализ роста аэродинамических потерь в охлаждаемых ступенях газовой турбины // Тезисы докладов Двадцать первой международной научно-технической конференции студентов и аспирантов «Радиоэлектроника, электротехника и энергетика». Том 4. М.: Издательский дом МЭИ, 2015.

29. Карпунин А.П. Исследование влияния параметров охлаждаемой ГТУ на ее характеристики // Тезисы докладов Девятнадцатой международной научно-технической конференции студентов и аспирантов «Радиоэлектроника, электротехника и энергетика». Том 4. М.: Издательский дом МЭИ, 2013.

30. Карпунин А.П. Расчет и оптимизация параметров газовых турбин с воздушным охлаждением // Сборник тезисов докладов Всероссийской научно-технической конференции молодых ученых и специалистов «Новые решения и технологии в газотурбостроении». ЦИАМ, 2015.

31. Кашин Д.С., Стехов П.А. Защитные покрытия для жаропрочных сплавов на основе ниобия // Труды ВИАМ, № 6, 2015.

32. Кириллов И.И. Газовые турбины и газотурбинные установки. М.: Машгиз: 1956.

33. Клер А.М., Захаров Ю.Б. Оптимизация параметров газотурбинной установки с охлаждаемой проточной частью // Вестник Иркутского государственного технического университета, №4, 2012.

34. Клер А.М., Захаров Ю.Б., Потанина Ю.М. Оптимизация параметров ПГУ и системы охлаждения газовой турбины // Восточно-Европейский журнал передовых технологий, №23 (63), 2013.

35. Копелев С.З. Охлаждаемые лопатки газовых турбин. М.: Наука, 1983.

36. Копелев С.З. Проектирование проточной части турбин авиационных двигателей. М.: Машиностроение, 1984.

37. Копелев С.З., Тихонов Н.Д. Расчет турбин авиационных двигателей. М.: Машиностроение, 1974.

38. Костюк А.Г., Карпунин А.П. Исследование влияния параметров ГТУ на ее характеристики с учетом дополнительных потерь в охлаждаемой газовой турбине // Теплоэнергетика, №8, 2014.

39. Костюк А.Г., Карпунин А.П. Расчет температур газа на выходе из камеры сгорания и в проточной части ГТУ по данным приемных испытаний по ISO // Теплоэнергетика, №1, 2016.

40. Костюк А.Г. Тепловой расчет охлаждаемой ступени газовой турбины. М.: Издательский дом МЭИ, 2016.

41. Костюк А.Г., Фролов В.В., Булкин А.Е., Трухний А.Д. Паровые и газовые турбины для электростанций. Ред. А.Г. Костюк. М.: Издательский дом МЭИ, 2008.

42. Костюк А.Г., Шерстюк А.Н. Газотурбинные установки. М.: Высшая школа, 1979.

43. Лебедев В.В. Газодинамические и тепловые процессы при завесном охлаждении торцевой поверхности лопаточной решетки газовой турбины // Теплоэнергетика, №2, 2010.

44. Локай В.И., Максутова М.К., Стрункин В.А. Газовые турбины двигателей летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1979.

45. Мубояджян С.А., Александров Д.А., Горлов Д.С. и др. Защитные и упрочняющие ионно-плазменные покрытия для лопаток и других ответственных деталей компрессора ГТД // Авиационные материалы и технологии, №5, 2012.

46. Ольховский Г.Г. Перспективные газотурбинные и парогазовые установки для энергетики (обзор) // Теплоэнергетика, 2013, №2.

47. Ольховский Г.Г., Радин Ю.А., Мельников В.А., Туз Н.Е., Мироненко А.В. Тепловые испытания газотурбинной установки 9ББ фирмы «Дженерал Электрик» // Теплоэнергетика, №9, 2013.

48. Пиралишвили Ш.А., Жорник И.В., Веретенников С.В., Хасанов С.М., Спичакова М.В. Перспективные системы охлаждения лопаток высокотемпературных газовых и паровых турбин комбинированных установок // Конверсия в машиностроении, №1, 2008.

49. Поткин А.Н., Пиралишвили Ш.А., Пиотух С.М., Крупин В.П. Решение комплексной задачи проектирования системы охлаждения рабочего колеса газовой турбины // Вестник Рыбинской государственной авиационной технологической академии им. П.А. Соловьева, №2 (25), 2013.

50. Ривкин С.Л. Термодинамические свойства газов. М: Энергоатомиздат, 1987.

51. Ромахова Г.А. Термодинамический метод расчета процесса расширения в охлаждаемой газовой турбине // Теплоэнергетика, №2, 2015.

52. Рыженков В.А., Качалин Г.В., Медников А.Ф., Федоров В.А. Повышение коррозионной стойкости лопаток высокотемпературных ступеней турбин // Надежность и безопасность энергетики, № 5, 2009.

53. Стационарные газотурбинные установки. Справочник. Ред. Л.В. Арсеньев, В.Г. Тырышкин. Л.: Машиностроение, 1989.

54. Тарасов А.И. Замена воздуха на пар в системах охлаждения действующих газовых турбин // Тяжелое машиностроение, №1, 2006.

55. Тепловые и атомные электростанции. Справочник. Ред. А.В. Клименко, В.М. Зорин. М.: Издательство МЭИ, 2003. Книга третья.

56. Технический проект «Газотурбинная установка ГТЭ-180П». ОАО «ЛМЗ», АО «Авиадвигатель». СПб, Пермь, 1999.

57. Топунов А.М., Мешков С.А. Алгоритмы и программа расчета охлаждаемых газовых турбин. Методические указания по курсовому и дипломному проектированию. Л.: Ленинградский кораблестроительный институт, 1982.

58. Трухний А.Д. Парогазовые установки электростанций. М.: Издательский дом МЭИ, 2013.

59. Трухний А.Д., Паршина Н.С., Лукьянова Т.С. Расчет тепловых схем трехконтурных утилизационных парогазовых установок. М.: Издательский дом МЭИ, 2010.

60. Трухний А.Д., Романюк А.А. Расчет тепловых схем утилизационных парогазовых установок. М.: Издательский дом МЭИ, 2006.

61. Усовершенствованные газовые турбины и ПГУ «Мицубиси». Труды научно-технического семинара. Москва, 22 июня 2005 г.

62. Ходак Е.А., Ромахова Г.А. Анализ структуры потерь в ГТУ с охлаждаемой турбиной // Теплоэнергетика, №11, 2003.

63. Холщевников К.В., Емин О.Н., Митрохин В.Т. Теория и расчет авиационных лопаточных машин. М.: Машиностроение, 1986.

64. Хорлокк Дж. Х. Осевые турбины (перевод с английского). М.: Машиностроение, 1972.

65. Цанев С.В., Буров В.Д., Ремезов А.Н. Газотурбинные и парогазовые установки тепловых электростанций. М.: Издательство МЭИ, 2002.

66. Швец И.Т., Дыбан Е.П. Воздушное охлаждение деталей газовых турбин. К.: Наукова думка, 1974.

67. Boyce Meherwan. Gas turbine engineering handbook. Elsevier inc., 2002.

68. Camci C., Arts T. Short-duration measurements and numerical simulation of heat transfer along the suction side of a film-cooled gas turbine blade. The 30th international gas turbine conference and exhibit. Houston, USA, 1985.

69. Can Gulen S. A simple parametric model for the analysis of cooled gas turbines // J. Eng. gas Turbines Power, T. 133(1), 2011.

70. Cleeton J.P.E. Blade cooling optimisation in humid-air and steam-injected gas turbines / J.P.E. Cleeton, R.M. Kavanagh, G.T. Parks // Applied Thermal Engineering, T.29 (16), 2009.

71. Cohen H., Rogers G.F.C., Saravanamuttoo H.I.H. Gas turbine theory (4th edition). Longman Group Limited, Harlow, 1996.

72. Drawin S., Justin J.F. Advanced lightweight silicide and nitride dased materials for turbo-engint applicatons // The Onera Journal AerospaceLab, № 3, 2011.

73. Huttunen J. Optimization of the mean radius flow path of a multi-stage steam turbine with evolution algorithms / J. Huttunen, l. Jaakko, T. Turunen-Saaresti, J. Backman //Journal of Thermal Science, T. 20(4), 2011.

74. ISO/DIS 2314. Gas turbine — acceptance tests (MOD).

75. Jordal K. Optimization with genetic algorithms of a gas turbine cycle with H2-separating membrane reactor for Co2 capture / K. Jordal, O. Bolland, F. M. Björn, T. Torisson // International Journal of green Energy, T. 2(2), 2005.

76. Kim W-Y., Tanaka H., Kasama A., Hanada S. Effects of carbon on the tensile properties of Nb-Mo-W allows at 1773 K // Journal of allows and compounds, Vol.333, 2002.

77. Moffitt T.P., Stepka F.S., Rohlik H.E. Summary of NASA aerodynamic and heat transfer studies in turbine vanes and blades. Levis research center, Cleveland, USA, 1976.

78. Prust H.W. Two-dimensional cold-air cascade study of a film-cooled turbine stator blade. II - Experimental results of full film cooling tests. Levis research center, Cleveland, USA, 1975.

79. Sanjay Y. Investigation of effect of variation of cycle parameters on thermodynamic performance of gas-steam combined cycle // International Journal Energy, T. 36(1), 2011.

80. Srinivas T. Thermodynamic modelling and optimization of a dual pressure reheat combined power cycle // Sadhana, T. 35(5), 2010.

81. Tanaka R., Kasama A., Fujikura M., Iwanaga I., Tanaka Y., Matsumura Y. Research and Development of Niobium-Based Superalloys for Hot Components of Gas turbines // Proceedings of the International Gas Turbine Congress. Tokyo, 2003.

ПРИЛОЖЕНИЕ А. ТЕКСТ ПРОГРАММЫ «GTU»

unit GTU; interface

uses

Windows, Messages, SysUtils, Variants, Classes, Graphics, Controls, Forms, Dialogs, StdCtrls, Grids, AppEvnts, Menus, ComCtrls, Math, ExtCtrls;

type

massiv=array[1..11] of double; TForml = class(TForm)

PageControll: TPageControl; TabSheetl: TTabSheet;

TLabel TLabel TLabel TLabel TLabel TLabel TLabel TLabel TLabel; TLabel TLabel TLabel TLabel TLabel TLabel TLabel TLabel ; TButton;

Label 1 Label 2 Label 3 Labe14 Label 5 Label 6 Label 7 Label 8 Labe19 Label 10 Label 11 Label 12 Label 13 Label 14 Label 15 Label 16 Label 17 Button1 Edit1: TEdit Edi t2 : TEdit Edit3: TEdit Edit4: TEdit Edi t5 : TEdit Edit6: TEdit Edit7: TEdit Edit8: TEdit Edit9: TEdit Edit10: TEdit; Edit11: TEdit; Edi t12 : TEdit; RadioButton1: TRadioButton; RadioButton2: TRadioButton; Edit13: TEdit; Edit14: TEdit; Edi t15 : TEdit; TabSheet2: TTabSheet; StringGrid1: TStringGrid; TabSheet3: TTabSheet; StringGrid2: TStringGrid; TabSheet4: TTabSheet; Button2: TButton; Memo1: TMemo; TabSheet5: TTabSheet; Edit16: TEdit;

Label 18 Label 19 Label 20 Label 21

TLabel ; TLabel ; TLabel ; TLabel ;

Edit17: TEdit; Label 22 : TLabel; Edit18: TEdit; Labe123: TLabel; Label24: TLabel; Edit19: TEdit; Edit20: TEdit;

Button3 Labe125 Label 26

TButton; TLabel ; TLabel ;

Edit21: TEdit; Label27: TLabel; Edi t22 : TEdit;

Label 28 Label 29 Label 30 Label 31

TLabel ; TLabel ; TLabel ; TLabel ;

Edit23: TEdit; Edit24: TEdit; Label 32 : TLabel; Label 33 : TLabel;

Edi t25 : TEdit; Edit26: TEdit; Label 35 : TLabel; Edit27: TEdit; Edit28: TEdit; Label 36 : TLabel Label 37 : TLabel Label 38 : TLabel Label 39 : TLabel Label40: TLabel Label41: TLabel Label42: TLabel Label43: TLabel Edit29: TEdit; Label44: TLabel; Edit30: TEdit; Label45 : TLabel; Label46: TLabel; Edit31: TEdit; Edi t32 : TEdit; Label47: TLabel; Label48: TLabel; Edit33: TEdit; Edit34: TEdit; Label49: TLabel; Label 50 : TLabel; Edi t35 : TEdit; Edit36: TEdit; Label 51: TLabel; GroupBox1: TGroupBox; RadioButton5: TRadioButton; RadioButton6: TRadioButton; RadioButton7: TRadioButton; GroupBox2: TGroupBox; RadioButton8: TRadioButton; RadioButton9: TRadioButton; RadioButton10: TRadioButton; GroupBox3: TGroupBox; RadioButton11: TRadioButton; RadioButton12: TRadioButton; RadioButton13: TRadioButton; GroupBox4: TGroupBox; RadioButton14: TRadioButton; RadioButton15: TRadioButton; RadioButton16: TRadioButton; GroupBox5: TGroupBox; RadioButton17: TRadioButton; RadioButton18: TRadioButton; RadioButton19: TRadioButton; GroupBox6: TGroupBox; RadioButton20: TRadioButton; RadioButton21: TRadioButton; RadioButton22: TRadioButton; GroupBox7: TGroupBox; RadioButton23: TRadioButton; RadioButton24: TRadioButton; RadioButton25: TRadioButton; GroupBox8: TGroupBox; RadioButton26: TRadioButton; RadioButton27: TRadioButton; RadioButton28: TRadioButton; Label 52 : TLabel; Label 53: TLabel Label 54 : TLabel Label 55 : TLabel; Button4: TButton; Label 59 : TLabel; Label60: TLabel; Edit48: TEdit; Label65 : TLabel; Label 56 : TLabel; ComboBox1: TComboBox; GroupBox9: TGroupBox; RadioButton3: TRadioButton; RadioButton4: TRadioButton; RadioButton29: TRadioButton; GroupBox10: TGroupBox; RadioButton30: TRadioButton; RadioButton31: TRadioButton; RadioButton32: TRadioButton; GroupBox11: TGroupBox; RadioButton33: TRadioButton; RadioButton34: TRadioButton; RadioButton35: TRadioButton; GroupBox12: TGroupBox; RadioButton36: TRadioButton; RadioButton37: TRadioButton; RadioButton38: TRadioButton; Label 57 : TLabel;

Label 58 Labelб1 Labelб2 LabelбЗ Labelб4 Label 34 Edi t41 Edi t42 Edi t43 Edi t44 Edi t45 Edi t4б Edi t47 Edi t49 Labelбб Labelб7 Labelб8 Labelб9 Edi t37: Label 70 Label 71 Edi t38: Label 72 Edi t39: Label 73 Edi t40: Label 74 Edi t50: Labe175 Edi t51: Label7б Edi t52 : Label 77 Edi t53: Label 78 Edi t54: Label 79 Edi t55: Label 80 Edi t56: Label 81 Edi t57: Label 82 Edi t58: Label 83 Edi t59: Label 84 Ed^O: Labe185 Edi tб1: Label8б Edi tб2 : Label 87 Edi tб3: Label 88 Ed^4: Label 89 Ed^5: Labe190 Edi tбб: Labe191 Edi tб7: Labe192 Edi tбS: Labe193 Edi t69: Edi t70: Labe194 procedu procedu

procedu procedu procedu procedu procedu procedu procedu procedu procedu procedu procedu procedu procedu procedu procedu procedu procedu procedu

TLabel TLabel TLabel TLabel TLabel TLabel TEdit TEdit TEdit TEdit TEdit TEdit TEdit TEdit TLabel TLabel TLabel TLabel TEdit; TLabel TLabel TEdit;

TLabel TEdit;

TLabel TEdit;

TLabel TEdit;

TLabel TEdit;

TLabel TEdit;

TLabel TEdit;

TLabel TEdit;

TLabel TEdit;

TLabel TEdit;

TLabel TEdit;

TLabel TEdit;

TLabel TEdit;

TLabel TEdit;

TLabel TEdit;

TLabel TEdit;

TLabel TEdit;

TLabel TEdit;

TLabel TEdit;

TLabel TEdit;

TLabel TEdit;

TLabel TEdit;

TLabel TEdit; TEdit; TLabel ;

re Button1Click(Sender: TObje re StringGridlMouseUp(Sender: Shift: TShi re Button2c1ick(sender: TObje re OnCreate(Sender: TObject); re Button3c1ick(sender: TObje

ct);

TObject; Button: TMouseButton; ftstate; X, Y: Integer); ct);

re RadioButton3c1

re RadioButton4c1

re RadioButton5c1

re RadioButtonбc1

re RadioButton7c1

re RadioButton8c1

ck(Sender: ck(Sender: ck(Sender: ck(Sender: ck(Sender: ck(Sender:

re RadioButton9c1ick(Sender:

re RadioButtonlOcl

re RadioButtonllCl

re RadioButton12c1

re RadioButton13c1

re RadioButton14c1

re RadioButton15c1

re RadioButtonMcl

ck(Sender: ck(Sender: ck(Sender: ck(Sender: ck(Sender: ck(Sender: ck(Sender:

re RadioButton17c1ick(Sender:

ct);

TObject) TObject) TObject) TObject) TObject) TObject) TObject) TObject) TObject) TObject) TObject) TObject) TObject) TObject) TObject)

procedure procedure procedure procedure procedure procedure procedure procedure procedure procedure procedure procedure procedure procedure procedure procedure procedure procedure procedure procedure procedure procedure procedure procedure procedure

private

{ Private public

{ Public declarations } end;

var

Forml: TForml;

but:array[1..500] of TButton;

implementation {$R *.dfm}

var n,top,z:integer;

a,pc,pd,tc,alfa,eta,hc,h0,tdt,td,hd,rot,ro,pa,pb,ta,tbt,tb,hb,ha, Ne,pik,1ambda,etaks,etameh,etaeg,etat,etat2,etak,alfaut,fi,b,L0,Btop, htu r,hkom,hgtu,Ntu r,Nkom,etagtu,tw,Gtu r,Gkom,Gexi t,etagtuohl,hgtuohl, tkon,nun:doub1e;

const RR=8.31441; {Дж/(моль*К), универсальная газовая постоянная} muvozd=28.97; {г/моль} {табличные данные}

temp:array [1..26] of double=(-50,0,50,100,150,200,250,300,400,500,600, 700,800,900,1000,1100,1200,1300,1400,1500,1600,1700,1800,1900,2000, 2100); {воздух}

hvozd:array [1..26] of doub1e=(223.35,273.50,323.75,374.15,424.82,475.83, 527.29,579.27,684.92,792.97,903.36,1015.93,1130.45,1246.71,1364.49, 1483.60,1603.89,1725.23,1847.49,1970.59,2094.44,2218.98,2344.15, 2469.90,2596.19,2722.98); pivozd:array [1..26] of doub1e=(9.6930,9.9997,10.2550,10.4743,10.6670, 10.8394,10.9959,11.1394,11.3963,11.6225,11.8256,12.0103,12.1798, 12.3366,12.4824,12.6186,12.7466,12.8671,12.9811,13.0892,13.1921, 13.2905,13.3850,13.4762,13.5647,13.6511); Cpvozd:array [1..26] of doub1e=(1.0026,1.0037,1.0062,1.0104,1.0165,1.0245, 1.0341,1.0449,1.0684,1.0924,1.1151,1.1358,1.1543,1.1705,1.1848, 1.1973,1.2083,1.2182,1.2270,1.2349,1.2421,1.2486,1.2547,1.2603, 1.2654,1.2703); {диоксид углерода}

h2:array [1..26] of doub1e=(152.57,192.03,234.21,278.86,325.72,374.56, 425.19,477.44,586.19,699.82,817.54,938.68,1062.68,1189.10,1317.55, 1447.73,1579.38,1712.30,1846.32,1981.31,2117.15,2253.74,2391.01, 2528.89,2667.30,2806.21); pi 2:array [1..26] of doub1e=(10.6257,10.9922,11.3181,11.6130,11.8836, 12.1341,12.3678,12.5870,12.9890,13.3510,13.6805,13.9827,14.2618, 14.5210,14.7629,14.9896,15.2028,15.4041,15.5945,15.7752,15.9473, 16.1119,16.2700,16.4226,16.5706,16.7149); {водяной пар}

h3:array [1..26] of doub1e=(410.66,503.44,596.67,690.67,785.73,882.05, 979.77,1078.97,1282.09,1491.81,1708.42,1932.11,2162.93,2400.80, 2645.51,2896.76,3154.16,3417.32,3685.82,3959.27,4237.28,4519.51, 4805.65,5095.40,5388.51,5684.71); pi 3:array [1..26] of doub1e=(9.3504,9.7039,9.9989,10.2534,10.4784, 10.6808,10.8655,11.0359,11.3432,11.6167,11.8647,12.0931,12.3056, 12.5050,12.6932,12.8719,13.0420,13.2044,13.3597,13.5087,13.6521, 13.7906,13.9248,14.0553,14.1827,14.3076); {азот}

h4:array [1..26] of doub1e=(231.55,283.51,335.49,387.55,439.75,492.19, 544.98,598.20,706.20,816.55,929.30,1044.36,1161.54,1280.61,1401.35, 1523.56,1647.05,1771.67,1897.27,2023.74,2150.98,2278.91,2407.44, 2536.52,2666.09,2796.10); pi4:array [1..26] of doub1e=(9.5416,9.8479,10.1027,10.3210,10.5125,

Radi oButton18c1i ck(Sende r: TObject) Radi oButton19c1i ck(sender: TObject) Radi oButton20c1i ck(sender: TObject) Radi oButton21Cli ck(sender: TObject) Radi oButton22c1i ck(sender: TObject) Radi oButton23c1i ck(sender: TObject) Radi oButton24c1i ck(sender: TObject) Radi oButton25c1ick(sender: TObject) Radi oButton26c1i ck(sender: TObject) Radi oButton27c1i ck(sender: TObject) Radi oButton28c1i ck(sender: TObject) Radi oButton29c1i ck(sender: TObject) Radi oButton30c1i ck(sender: TObject) Radi oButton31c1i ck(sender: TObject) Radi oButton32c1i ck(sender: TObject) Radi oButton33c1i ck(sender: TObject) Radi oButton34c1i ck(sender: TObject) Radi oButton35c1i ck(sender: TObject) Radi oButton36c1i ck(sender: TObject) Radi oButton37c1i ck(sender: TObject) RadioButton38c1ick(sender: TObject) ; Edit1KeyPress(sender: TObject; var Key: char); Edit3KeyPress(sender: TObject; var Key: char); Button4c1ick(sender: TObject); comboBox1change(sende r: TObject);

declarations }

10.6833,10.8380,10.9797,11.2329,11.4556,11.6556,11.8375,12.0046, 12.1592,12.3032,12.4378,12.5643,12.6836,12.7965,12.9036,13.0055, 13.1027,13.1957,13.2849,13.3707,13.4535); {продукты сгорания метана}

hps:array [1..26] of doub1e=(241.48,296.53,352.07,408.13,464.76,

522.02,579.97,638.66,758.41,881.40,1007.61,1136.87,1269.00,1403.73, 1540.84,1680.10,1821.28,1964.19,2108.66,2254.53,2401.67,2549.95, 2699.26,2849.52,3000.64,3152.55);

Cpps:array [1..26] of doub1e=(1.0964,1.1058,1.1158,1.1267,1.1387,1.1519, 1.1663,1.1816,1.2136,1.2462,1.2777,1.3073,1.3347,1.3596,1.3822, 1.4025,1.4208,1.4372,1.4519,1.4652,1.4773,1.4881,1.4980,1.5070, 1.5153,1.5228);

{-Функция интерполяции значений для любых двух соответствующих массивов—} function Appr(a,b:array of double; ka:doub1e):doub1e;

var i :integer; begin i:=1;

while ka>a[i] do i :=i+1;

{Appr:=b[i -1] + (b[i]-b[i -1])*((ka-a[i -1])/(a[i]-a[i-1]));} Appr: = ((ka-a[i])*(ka-a[i+1]))/((a[i-1]-a[i])*(a[i-1]-a[i+1]))*b[i-1] + + ((ka-a[i-1])*(ka-a[i+1]))/((a[i]-a[i-1])*(a[i]-a[i+1]))*b[i] + + ((ka-a[i -1])*(ka-a[i ]))/((a[i+1] -a[i -1] )*(a[i+1] -a[i ] ))*b[i+1] ;

end;

{---------Подпрограммы расчета процессов в

procedu re Kompressor(pa,pb,ta,eta:doubl e

var pi01,pi02,hbt:doub1e; begin

ha:=Appr(temp,hvozd,ta); pi01:=Appr(temp,pivozd,ta) ; pi 02 :=pi 01+(1n(pb/pa)/1n(10)) ; tbt:=Appr(pivozd,temp,pi02); hbt:=Appr(temp,hvozd,tbt); h0:=hbt-ha;

rot:=pb*100*muvozd/(RR*(tbt+273.15)) ;

hb tb ro end;

=ha+(h0/eta); =Appr(hvozd,temp,hb); =pb*100*muvozd/(RR*(tb+273.15)) ;

компрессоре и турбине--------- }

var ha,h0,tbt,tb,hb,rot,ro:double);

{кДж/кг} {-}

{-} {•c}

{кДж/кг} {кДж/кг} {кг/мЛ3} {кДж/кг}

{°C} {кг/мЛ3}

procedure Metan(pc,pd,tc,a1fa,eta:doub1e; j:integer;

var hc,h0,tdt,td,hd,rot,ro:double); var r,pi01,pi02,ht,mu:doub1e; i :integer;

hgas,pigas,hh,pipi:array [1..26] of double; const mugas=27.73; {г/моль, рассчитано по объемным долям составляющих} begin

r:=1-(10.524/(10.524+(9.524*(a1fa-1)))); for i:=1 to 26 do begin

hgas[i] :=0.095*h2[i]+0.190*h3[i]+0.715*h4[i] ; pi gas [i] :=0.095*pi 2[i]+0.190*pi 3[i]+0.715*pi 4[i]; hh[i] :=hgas[i] + (r*(hvozd[i]-hgas[i])) ; pipi [i] :=pigas[i] + (r*(pivozd[i]-pigas[i])) ; end;

hc:=Appr(temp,hh,tc); pi01:=Appr(temp,pipi ,tc) ; pi 02 :=pi 01-(1n(pc/pd)/1n(10)) ; tdt:=Appr(pipi ,temp,pi02) ;

ht mu h0

=Appr(temp,hh,tdt); =mugas+(r*(muvozd-mugas)); =hc-ht;

rot:=pd*100*mu/(RR*(tdt+273.15)); hd:=hc-eta*h0; td:=Appr(hh,temp,hd); ro:=pd*100*mu/(RR*(td+273.15));

{кДж/кг} {-}

{-} {°C}

{кДж/кг} {г/моль} {кДж/кг} {кг/мЛ3} {кДж/кг}

{°C} {кг/мЛ3}

{-}

{кДж/кг} {-}

{кДж/кг} {-}

{Form1.Stri ngGri d1.Ce1 Form1.Stri ngGri d1.Ce11 Form1.Stri ngGrid1.Ce11 Form1.Stri ngGrid1.Ce11 Form1.Stri ngGrid1.Ce11 Form1.Stri ngGrid1.Ce11 Form1.Stri ngGrid1.Ce11 Form1.Stri ngGrid1.Ce11 Form1.Stri ngGrid1.Ce11 Form1.Stri ngGrid1.Ce11 Form1.Stri ngGrid1.Ce11 {Form1.Stri ngGri d1.Ce1

1s[50, [51,j 52 ,j

53,j

54, j 55 ,j

56, j

57, j

58, j

59,-

1s[61,

]:=format('%10.2f =format('%10.2f' =format('%10.2f' =format('%10.2f' =format('%10.2f' =format('%10.2f' =format('%10.2f' =format('%10.2f' =format('%10.2f' =format('%10.5f' :=format('%10.2f', j]:=format('%10.4f

,[r]); [hc]); pi 01]) ; pi 02]) ; tdt]);

rot]); . _hd]) ;} [td]); ",[ro]);}

end;

procedure SUT(pc,pd,tc,a1fa,eta:doub1e; j:integer;

var hc,h0,tdt,td,hd,rot,ro:double); var r,pi01,pi02,ht,mu:double; i :integer;

hgas,pigas,hh,pipi:array [1..26] of double; const mugas=28.66; {г/моль}

begin

r:=1-(138.8/(138.8+(123.8*(a1fa-1)))); for i:=1 to 26 do begin

hgas [i] :=0.128*h2 [i]+0.136*h3[i]+0. 736 pigas [i] :=0.128*pi 2[i]+0.136*pi 3[i] +0. hh[i] :=hgas[i] + (r*(hvozd[i]-hgas[i])) ; pipi [i] :=pigas[i] + (r*(pivozd[i]-pigas[ end;

hc:=Appr(temp,hh,tc); pi01:=Appr(temp,pipi ,tc) ; pi 02 :=pi 01-(1n(pc/pd)/1n(10)) ; tdt:=Appr(pipi ,temp,pi02) ;

ht mu h0

=Appr(temp,hh,tdt); =mugas+(r*(muvozd-mugas)); =hc-ht;

rot:=pd*100*mu/(RR*(tdt+273.15));

hd td ro

=hc-eta*h0; =Appr(hh,temp,hd); =pd*100*mu/(RR*(td+273.15));

*h4[i]; 736*pi 4[i];

i]));

{кДж/кг} {-}

{-} {•c}

{кДж/кг} {г/моль} {кдж/кг} {кг/мЛ3} {кДж/кг}

{•с}

{кг/мЛ3}

{-}

{кДж/кг} {-}

{кДж/кг} {-}

Form1.Stri ngGrid1.Ce11s[4,j] :=format('%10.2f' , [td]) ;

end;

---------------------Подпрограммы расчета ГТУ----------------------------}

procedu re GTUneohl(Ne,tc,ta,pa,pik,1ambda,etaks,etameh,etaeg,etat,etak,alfaut:double; top,j :integer;

var tb,td,htur,hkom,hgtu,Ntur,Nkom,fi,b,a1fa,L0,etagtu,Qniz:doub1e); var ha,h0,tbt,rot,ro,eps,hgas,hgas25,hvozduh,hb,Gtur,Gkom,Btop:doub1e;

hgasX,hvozdX,hbX:doubl e; const pd=1.0; {давление за турбиной, бар} begin

pb:=pa*pik; {бар}

Kompressor(pa,pb,ta,etak,ha,h0,tbt,tb,hb, rot,ro) ; eps:=pik*1ambda; {-}

pc:=pd*eps; {бар}

if (top=1) then begin

Qni z: = 50062; {кДж/кг}

L0:=17.16; {кг/кг}

hgas:=0.095*Appr(temp,h2,tc)+0.190*Appr(temp,h3,tc)+0.715*Appr(temp,h4,tc); {кДж/кг} hgas25:=0.095*Appr(temp,h2,25)+0.190*Appr(temp,h3,25)+0.715*Appr(temp,h4,25); {кДж/кг} end

else if (top=2) then begin

Qni z:=44300; {кДж/кг}

L0:=14.88; {кг/кг}

hgas:=0.128*Appr(temp,h2,tc)+0.136*Appr(temp,h3,tc)+0.736*Appr(temp,h4,tc); {кДж/кг} hgas25:=0.128*Appr(temp,h2,25)+0.136*Appr(temp,h3,25)+0.736*Appr(temp,h4,25); {кДж/кг} end;

hvozduh:=Appr(temp,hvozd,tc); {кДж/кг}

hgasX:=hgas-hgas25; {кДж/кг}

hvozdX:=hvozduh-Appr(temp,hvozd,25); {кДж/кг}

hbX:=hb-Appr(temp,hvozd,25); {кДж/кг}

a1fa:=(Qniz*etaks+L0*hvozdX-(1+L0)*hgasX)/(L0*(hvozdX-hbX)); {-}

if (top=1) then Metan(pc,pd,tc,alfa,etat,j,hc,h0,tdt,td,hd,rot,ro)

else if (top=2) then SUT(pc,pd,tc,a1fa,etat,j,hc,h0,tdt,td,hd,rot,ro); htur:=hc-hd; hkom:=hb-ha;

b: = (a1fa*L0*(1+a1faut))/(1+a1fa*L0); {-} hgtu:=htur*etameh-b*hkom; {кДж/кг}

Gtur:=Ne*1000/(hgtu*etaeg); {кг/с}

Gkom:=b*gtur; {кг/с}

Btop:=Gtur/(1+a1fa*L0); {кг/с}

Ntur:=Gtur*htur; {кВт}

Nkom:=Gkom*hkom; {кВт}

fi: = (Ntur-Nkom)/Ntur; {-}

etagtu:=Ne*1000/(Btop*Qniz); {-}

Form1.Stri ngGri d1.Ce11s Form1.Stri ngGri d1.Ce11s Form1.Stri ngGri d1.Ce11s

El;j]

=format('%10.2f', =format('%10.4f', =format('%10.4f',

alfa]); [fi]); etagtu]);

end;

procedu re GTUohl(Ne,tc,ta,pa,pik,1ambda,etaks,etameh,etaeg,etat,etak,al faut:doubl e ; tw,nun:doub1e; top,z,j :integer;

var tb,td,htur,hkom,hgtuoh1,Gtur,Gkom,Gexit,fi,etagtuoh1, Btop,Qniz:doub1e) ; var Ntur,Nkom,gw,t2,Cpgas,gamma,b,h,Gks:double; begin

GTUneohl(Ne,tc,ta,pa,pi k,1ambda,etaks,etameh,etaeg,etat,etak,a1faut,top,j,

tb,td,htur,hkom,hgtu,Ntur,Nkom,fi,b,a1fa,L0,etagtu,Qni z); gw:=0.02+0.00032*(tc-tw); {кг/с}

Cpgas:=1.22; {кДж/(кг*К)}

t2: = (tc+273.15)-(1/z)*(htur/Cpgas) ; {К}

{

gamma: = ((1-fi )/fi )-((z-1)/(z*fi ))*((tb+273.15)/t2)+(nun/fi )*(1/z) ;

h:=htur-b*hkom; {кДж/кг}

hgtuohl:=h*(1-gamma*gw) ; {кДж/кг}

etameh:=1-(1-etameh)/fi; {-}

Gtur:=Ne*1000/(hgtuoh1*etameh*etaeg); {кг/с}

Btop:=Gtur/(1+alfa*L0); {кг/с}

Gks: = (a1fa*L0/(1+a1fa*L0))*Gtur; {кг/с}

Gkom:=Gtur*(b+gw); {кг/с}

Gexit:=Gtur*(1+gw); {кг/с}

etagtuohl:=etagtu*(1-gamma*gw); {-}

{-}

Form1.Stri ngGrid1.Ce11s[7,j] Form1.Stri ngGrid1.Ce11s[6,j] Form1.Stri ngGrid1.Ce11s[8,j]

=format('%10.2f',[Gtur]); =format('%10.2f',[Btop]); =format('%10.2f' , [Gexit]);

end;

-Процедура расчета охлаждаемой газовой турбины-

{-------Процедура определения аэродинамических потерь------------------}

procedure aerodin(oh1azd:boo1ean; 1opat:string;

Tg,Tw,1ambda2t,bb,1,beta1,beta2:doubl e; var etapr:doub1e; var 1ks:doub1e);

var etakr,etaprmod,etakrmod,t,tmod,B,Bmod,bbmod,1 mod,de1ta,deltamod,a2,a2mod, beta1mod,beta2mod,de1kr,de1 krmod,e,e0,ede1ta,e1ambda,emod, e0mod, ede1tamod,e1ambdamod,de1beta,de1betamod:doub1e; f1:textfi1e; const p=0.3;

dotv=0.5; {Durchmesser} etatrprof=0.0045;

------------------}

{---------------Расчет edelta-----------------------------------

function funede1ta(beta1,de1ta:doub1e):doub1e;

var str1,str2,de1:doub1e; begin

if (de1ta>=0) and (de1ta<5) then begin str1:=0;

str2:=0.07-0.0008*(beta1-40);

del:=5;

end;

if (de1ta>=5) and (de1ta<10) then begin str1:=0.07-0.0008*(beta1-40); str2:=0.11-0.0014*(beta1-40); del:=10; end;

if (de1ta>=10) and (de1ta<15) then begin str1:=0.11-0.0014*(beta1-40); str2:=0.14-0.0022*(beta1-40); del:=15; end;

if (de1ta>=15) {and (de1ta<=20)} then begin str1:=0.14-0.0022*(beta1-40); str2:=0.16-0.0032*(beta1-40); del:=20; end;

funede1ta:=str2-((de1-de1ta)/5)*(str2-str1); end;

{---------------Расчет elambda---------------------------------------}

function fune1ambda(1ambda2t:doub1e):doub1e; var i :integer;

const L2t:array[1..8] of rea1=(0.0,0.7,0.8,0.9,1.0,1.07,1.1,1.2);

Ela:array[1..8] of rea1=(1.0,1.0,1.15,1.45,1.85,2.0,1.85,1.25);

begin i:=1;

while 1ambda2t>L2t[i] do i:=i+1;

fune1ambda:=Ela[i-1] + (Ela[i]-Ela[i-1])*((1ambda2t-L2t[i-1])/(L2t[i]-L2t[i-1])); end;

{----------------------Расчет e0------------------------------------ }

function fune0(de1beta:doub1e):currency; var i :integer; qq:double;

const del:array[1..15] of currency=(0,50,55,60,65,70,75,80,85,90,95,100,105,110,180);

E0:array[1..15] of

currency=(0.12,0.13,0.15,0.17,0.19,0.22,0.23,0.24,0.245,0.25,0.245,0.24,0.23,0.22,0.21); begin i :=1;

while de1beta>de1[i] do i :=i+1;

fune0:=E0[i-1] + (E0[i]-E0[i-1])*((de1beta-de1[i-1])/(de1 [i]-de1 [i-1]));

end; {----- }

begin

1:=1*1000; {высота лопатки (мм)}

if 1opat='13' then begin

beta1mod:=97.17; beta2mod:=17.72; tmod:=0.707; de1tamod:=9.20; delkrmod:=0.107; Bmod:=0.579; a2mod:=0.215; bbmod:=66.62; end else begin

beta1mod:=51.17; beta2mod:=28.03; tmod:=0.649; de1tamod:=3.97; delkrmod:=0.151; Bmod:=0.825; a2mod:=0.305; bbmod:=59.90; end;

a2mod:=a2mod*bbmod; {модельное горло канала (мм)}

de1krmod:=de1krmod*a2mod; {модельная толщина выходной кромки (мм)}

Bmod:=Bmod*bbmod; {модельная ширина канала (мм)}

de1ta:=de1tamod; {угол отгиба выходной кромки (град)}

t:=tmod; {шаг решетки (безразм)}

1ks:=t*(bb/1000)*cos(beta2*pi/180); {длина косого среза (м)}

del beta:=180-(beta1+beta2); delbetamod:=180-(beta1mod+beta2mod); e0:=fune0(de1beta); ede1ta:=funede1ta(beta1,de1ta); e1ambda:=fune1ambda(1ambda2t); e:=(e0-ede1ta)*e1ambda; e0mod:=fune0(de1betamod); edeltamod:=funede1ta(beta1mod,deltamod); elambdamod:=fune1ambda(1ambda2t); emod:=(e0mod-ede1tamod)*e1ambdamod;

de1kr:=(de1krmod*bb/bbmod)+dotv; {толщина выходной кромки (мм)}

a2:=a2mod*bb/bbmod; {горло канала (мм)}

etakr:=e*de1kr/a2; etakrmod:=emod*de1krmod/a2mod;

if (1opat='13') then etaprmod:=1-sqr(0.98-0.008*((bb/1000)/1)) else etaprmod:=1-sqr(0.96-0.014*((bb/1000)/1));

B:=Bmod*bb/bbmod; {ширина профиля (мм)}

1mod:=1*1000; {модельная высота лопатки (мм)} {!!!}

1:=1*1000; {высота лопатки (мм)}

{etapr:=((etaprmod-etakrmod)*(1+t*B/1)/(1+tmod*Bmod/1mod)+

etatrprof)*exp(p*1n(Tg/Tw))+etakr;} etapr:=((etaprmod-etakrmod)*(1+t*B/1)/(1+tmod*Bmod/1mod)+

etatrprof*(1+t*B/1))*exp(p*1n(Tg/Tw))+etakr; {etapr:=etaprmod;}

if ohlazd=fa1se then etapr:=etaprmod; end;

{---Расчет теплоемкостей по температуре или энтальпии Cp и Cph-----------}

{function Cp(t:doub1e):doub1e; begin

Cp:=1000*Appr(temp,Cpps,t); end;

function Cph(h:doub1e):doub1e; begin

h:=h/1000;

Cph:=1000*Appr(hps,Cpps,h); end;}

{-------------Выбор лопаточного профиля---------------------------------}

function 1opat1(beta1,beta2:doub1e):string; begin

1opat1:='13'; end;

function 1opat2(beta1,beta2:doub1e):string; begin

{1opat2:='89';} 1opat2:='89'; end;

{------------Расчет распределения изоэнтропийных температур-------------- }

procedure isotemp(1opat:string; p0,p1,t1t:doub1e; var Ti so:massiv; var dli na:doub1e);

var f1:textfi1e;

i ,j :integer;

w,koord,plonov,taut,eps,a,b,pp:double; koor,p1o:array[l..8] of double; otnplo,tau:massi v; const k=1.29;

koor13:array[1..8] of doub1e=(0,0.1,0.2,0.3,0.4,0.5,0.6,0.65); p1o13:array[1..8] of doub1e=(0.21,0.22,0.24,0.28,0.34,0.40,0.48,0.53); koor89:array[1..8] of doub1e=(0,0.1,0.2,0.3,0.4,0.5,0.6,0.71); p1o89:array[1..8] of doub1e=(0.3,0.305,0.31,0.33,0.36,0.4,0.44,0.49);

function funtau(x,f,p0,p1:doub1e):doub1e; var kk,pp:doub1e; const k=1.29; begin

pp:=exp(((k-1)/k)*1n(p1/p0)) ; kk:=1/(k-1);

funtau:=1/exp(kk*1n(x))*sqrt((1-pp/x)/(1-pp))-f; end;

begin

for i:=1 to 8 do if 1opat='13' then begin

koor [i ] :=koor13 [i ] ; p1o[i]:=p1o13[i]; end else begin

koor[i] :=koor89[i] ; p1o[i] :=p1o89[i ] ; end;

dli na:=koor[8];

w:=koor[8]/10;

koord:=w;

otnplo[1] :=p1o[1]/p1o[8] ; for i:=2 to 11 do begin j:=1;

while koord>koor[j] do j:=j+1;

p1onov:=p1o[j-1] + (p1o[j]-p1o[j-1])*((koord-koor[j-1])/(koor[j]-koor[j-1])); otnp1o[i ] :=p1onov/p1o[8] ; koord:=koord+w; end;

for i:=1 to 11 do begin

a:=exp(((k-1)/k)*1n(p1/p0))+0.001; b:=1.01; eps:=1;

while (eps>0.00001) do begin tau [i ] : = (b+a)/2 ;

if (funtau(tau[i] ,otnp1o[i] ,p0,p1)*funtau(a,otnp1o[i] ,p0,p1))>0 then a:=tau[i] el se b:=tau [i ] ; eps:=abs(b-a); end;

Ti so[i ] : = (t1t+273. 15)/tau [i ] -273. 15 ; end; end;

{-----------------------Функция расхода в канале-------------------------}

procedure rashod(goh1,d1ina:doub1e;

var ras:massiv);

var i :integer;

w,x:doub1e; begin

w:=d1ina/10; x:=0;

for i:=1 to 11 do begin

ras[i]:=goh1*(1-x/(2*d1ina)) ; x:=x+w; end; end;

{----------------Определение конвективных потерь---------------------

function funetakon(oh1azd:boo1ean; 1opat:string;

p0,p1,T0,t1t,goh1,Tvozd,Tw,bb,1ks:doub1e):doub1e; var Tiso,ras:massiv;